利维坦四旋翼飞行器机身原型结构

该四旋翼飞行器机身原型面向商用旋翼机的传动系耐久验证场景设计，核心用途是为动力系统、传动组件的长时间可靠性测试提供承载基体，可支撑最大功率输出状态下的连续耐久试验，同步完成飞行特性、结构耐疲劳性能的实测试验。从结构设计逻辑来看，机架采用中心集成式布局，四根等长机臂以中心动力舱为原点呈十字对称向外延伸，机臂末端预留标准动力单元安装接口，可直接适配旋翼驱动组件的定位与紧固，无需额外加装转接结构。中心舱体作为整机受力核心，集成了主齿轮箱安装位、动力输送系统固定点与起落架连接支座，所有受力路径均从机臂末端直接传导至中心承力框架，避免非承力结构承受额外交变载荷，降低长时运行下的结构疲劳风险。考虑到后续动力输送系统的迭代需求，中心舱的齿轮箱安装区域预留了充足的重构空间，可适配不同传动比、不同结构形式的主减速组件，无需对整机机架进行大规模改动即可完成动力方案迭代。机臂采用等截面细长杆结构，在保证抗弯、抗扭刚度满足飞行载荷要求的前提下，尽可能降低结构自重，同时机臂与中心舱的连接部位采用快拆式定位结构，可快速完成单根机臂的更换与维护，降低试验过程中的部件更换成本。起落架采用三点式支撑布局，支腿从中心舱下方向外延伸，支撑点分布范围可保证地面静置、起降过程中的整机稳定性，避免侧翻风险，同时支腿长度预留了足够的离地间隙，可满足下方任务载荷挂载、起降缓冲组件安装的空间需求。安装边界方面，机臂展开后外接圆尺寸适配常规中型四旋翼的运输与起降要求，中心舱的接口尺寸可兼容主流的飞控系统、动力供电组件的安装定位，所有安装孔位均采用统一的紧固件规格，减少装配过程中的工具切换成本。当前结构已完成初始设计稳定性验证，可直接用于子系统强度、传动耐久度的台架与试飞测试，为后续量产版本的结构优化提供实测数据支撑。